高速风洞航空弹射座椅大攻角大侧滑角试验技术研究

在ＦＬ－２４风洞中进行了试验Ｍ数为０．６０、０．９０及１．２０，攻角为０°～３６０°，侧滑角为０°～－９０°，试验雷诺数为（２．８～５．４）×１０６的高速风洞航空弹射座椅试验技术研究。结果表明，本项试验技术是可行的，所得航空弹射座椅的气动特性变化规律合理，试验数据可靠，量值可信，可用于航空弹射座椅的性能估算及飞行轨迹计算。     

1.2m 风洞大攻角动导数试验技术

介绍了１．２ｍ风洞攻角达３０°的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ模型）所作的一系列试验结果。试验的马赫数为０．６～１．２,攻角为０～３０°,振动频率为８～１４Ｈｚ,试验雷诺数为１．２×１０７～２．３×１０７／ｍ。试验所得的阻尼导数包括俯仰、偏航、滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度小于１５％。试验结果与国外文献数据具有很好的一致性。     

1．2m和0．6m高速风洞飞机大攻角测力试验数据相关性研究

介绍飞机大攻角标模在高速所１．２ｍ和０．６ｍ风洞中进行大攻角测力试验研究所得数据与国外２．５ｍ和０．６ｍ风洞所得数据的相关研究情况。相关性研究的试验Ｍ数均为０．３５～０．８；两座０．６ｍ风洞试验攻角为０～２９°；侧滑角高速所为５°，国外为５°、１０°。１．２ｍ和２．５ｍ风洞的试验攻角为－３～４８°；侧滑角为５°、１０°。研究表明，该飞机模型在这四座风洞中吹风试验数据的相关性是好的。     

利用展向吹气控制机翼上的“迟滞环”(英文)

本文给出了利用展向吹气控制飞行器正弦俯仰振荡的气动力迟滞环。模型为６０°三角翼翼－身组合体;俯仰振荡的减缩频率为０．０３９和０．０７８,实验迎角范围为０°～６０°。实验研究包括流态显示和气动力测量。结果表明展向吹气可以明显改善飞行器动态运动中的气动力迟滞特性,使上仰和下俯过程中气动力的差异显著减小,即减小了“迟滞环”的宽度。     

跨声速风洞洞壁干扰实验研究

本文研究洞壁干扰对ＰＴ８－９９全机模型气动力的影响。结果表明，它对机翼压力分布的影响主要在机翼前缘压力变化大区域和后部激波区，且随来流马赫数增加而增加。它对Ｃｙ的影响相对较小，当模型堵塞度为０．６％时，可认为洞壁对Ｃｙ的影响可忽略不计。洞壁干扰对模型俯仰力矩影响较大，即使模型堵塞度为０．６％，还存在着洞壁对Ｍｚ的干扰。     

自动电位滴定法测定啤酒中氯离子含量

本文讨论了自动电位滴定法测定啤酒中的离子含量，且将原用二阶微商法求终点电位，用计算机ＢＡＳＥＩＣ语文程序代替，简化了复杂的计算。用此法测得市购南昌啤酒中氯离子含量为１４１．８－１４２．５ｍｇ．Ｌ＾－１。回收率的范围为：９８．６－１０２．４％。方法精密度：连续测定同一样品１０次，标准偏差０．２９，变异系数０．２％。     

湍流度对翼身组合体大攻角气动特性的影响研究

简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带，４０°，６０°和７０°“只”字型粗糙带等５ 种状态的实验结果，并对实验结果进行了分析。实验的湍流度为：０．０２％ ，０．１０％ 和０．３３％ 。实验结果表明，不同的粗糙带对模型的气动特性有较大的影响。总的来说，上述几种粗糙带状态对气动特性的影响可以简单地分成两种类型，即“有影响型”和“无影响型”。研究还表明，湍流度对大攻角时气动特性的影响是不可忽视的，并且表现出十分复杂的特性。当湍流度自０．１０％ 变化到０．３３％ 时，湍流度对该翼身组合体模型气动特性的影响相对而言并不大。但当湍流度自０．０２％ 变化到０．１０％ 时，湍流度的影响则较大     

球头钝锥高超声速动稳定性的实验研究

本文叙述在脉冲型高超声速风洞中，用模型自由飞方法测定８°球头钝锥的高超声速静、动稳定特性。采用同步高速摄影方法记录了２０ｍｓ准定常试验时间中模型的角运动并用参数微分法进行气动参数辨识。实验结果表明对质心位置Ｘｃｇ≤０．６０的模型在Ｍ∞＝７．８和Ｍ∞＝９．９两种条件下皆是静、动稳定的，稳定性随质心的后移而下降，在实验范围内马赫数对稳定性没有明显影响，同时模型的底部是否封闭也没有明显影响。     

模型表面测压技术研究

南航研制了小量程薄型压力传感器,厚度０．８ｍｍ左右,量程为±１００００Ｐａ,静校各项精度均小于０．２％。贴在模型表面任何部位可同时测量静态和脉动压力,传感器具有较高的频率响应特性,高达８０ｋＨｚ。在南航ＮＨ－２风洞用薄型传感器研究了圆柱体的静态和脉动压力特性。     

电弧等离子体射流光谱学诊断系统及软件包

本文描述了电弧等离子体射流光谱信号自动化ＣＣＤ测量系统，介绍了自行研制的诊断软件包的功能。我们采用的ＣＣＤ测量系统，数据采集和处理由ＰＣ机实施，其测量速度达到毫秒级，、波长分辨率为０．０１ｎｍ，一次测量光谱范围为２２．０ｎｍ。利用该系统对纯氩和氩、氮混合电弧等离子体射流进行了测量，获得了射流的原子和分子光谱谱图。     

测量管内沸腾汽液两相流动沿程“流型”的新方法

本文根据管内沸腾汽液两相流动沿程“流型”不断变化的特点,提出用移动式电导探针对沿全流程的“流型”进行测量,实验结果证明这种方法是可行的,且与计算结果相当吻合。并整理得出环状流起始点计算的经验公式。此方法可用于其他管内汽液两相流动的“流型”测量。     

求解网络最小流问题的图单纯形算法

堵塞是以人为主体的运输网络在随机流动情况下经常发生的一种现象。所谓网络最小流是指一个运输网络发生最严重堵塞情况下的最大流量，它是设计运输网络，特别是紧急疏散网络的一个重要参数。本文在网络堵塞流研究的基础上，根据网络最小流是饱和流的特点，从组合优化角度定义了网络最小流问题，并提出了求解网络最小流的图单纯形算法，文中详细介绍了实施这种图单纯形算法的基本理论和步骤，并用实例进行了说明。     

高温高压喷管化学和热力学非平衡流计算

本文给出了高驻室压力条件下的化学、振动、电离非平衡喷管一维流动的方程组(包括 V-D 耦合和电离激发效应)。为了克服高压条件下喉道前空间推进步长小的困难,采用了局部平衡等效(?)的计算方法。对两类典型风洞(小尺寸电弧风洞和大尺寸激波风洞)进行了数值计算,并对不同驻室压力、V-D 耦合、电子激发效应、不同化学模型进行了研究。计算表明,高驻室压力能够有效抑制喷管的非平衡流动。在 P_0=200MPa,T_0=8000K 条件下,喷管出口的 O_2、N_2组分浓度已接近于实际大气。     

空天飞机的真实气体效应

本文首先以美国阿波罗飞船和航天飞机气动特性的飞行试验结果与风洞试验结果存在差别为例，说明研究真实气体效应对发展高超声速飞行器的重要性。在分析平衡流和非平衡流中激波特性的基础上，根据典型的空天飞机上升段轨道，分析了空天飞机激波后的平衡组元分布和松弛距离。进而，讨论了真实气体效应对空天飞机气动特性的影响，其中介绍了近代研究真实气体效应的计算流体力学方法和试验技术，重点介绍了Ｐａｒｋ提出的确定化学反应速率系数的双温度模型。最后，对今后空天飞机真实气体效应的研究工作提出了建议。     

圆柱体绕流分离区流动特性

本文介绍了用热线和热膜的整流效应方法,对圆柱体绕流分离区表面以及“死水区”的时间平均流动特性进行试验研究的结果。同时,用底层隔板对圆柱体表面流动方向进行了检测。 试验结果表明,在“死水区”内,存在着与低雷诺数情况下类似的流动结构。 最后,本文对尾流中涡街形成的机理作了初步讨论。     

用于激波风洞中的表面油流流动显示方法

介绍适用于激波风洞的表面油流流动显示方法及其典型显示结果。实验表明应用油滴、油膜及其组合等方法在 6～ 8ms的实验时间内 ,能够清晰地显示三维突出物干扰引起的层流分离、转捩分离和湍流分离流及其尾迹流谱。     

多段翼型绕流压缩性修正的实用方法

本文对前人提出的各种二维流动压缩性修正方法进行了大量分析、计算和比较,提出了多段翼型复杂混合流场的压缩性修正方法,把翼型绕流划分为外部流场和内部流场(翼段间缝隙)。外部流场采用Nrstrud方法进行修正,内部流场采用Lieblein方法修正,并对这两种修正方法进行了局部改进使其更加应用方便。本文翼型绕流压缩性修正方法的应用,使现有的多段翼型失速特性计算程序有了更为广泛的应用范围。     

三圆柱绕流的时均压力分布和气动力

亚临界状态下绕等边三角形排列的三圆柱的流动,其中心距的变化范围为1.5～4.0d(d为圆柱直径)。测量了不同间距下各圆柱的压力分布并推算了气动力。结果表明,在小间距时,三圆柱间的干扰是严重的,圆柱表面的压力分布有相当大的改变,局部地区有很强的负压;除阻力之外,还产生了相当大的横向力。     

三角机翼过失速非定常空气动力特性研究

在３ｍ低速风洞中研究了７０°后掠角三角翼过失速气动特性。实验中使用了专门设计的液压动态实验台，它可以模拟迎角的变化规律以便研究角速度，迎角变化历程对空气动力特性的影响。实验中迎角范围０°－９０°。使用六分力应变天测量非定常空气动力。研究指出：当作大迎角纵向过失速机动时，其空气动力有很大超调量和呈现滞回线特征，它们随着减缩频率增大而增大。特别是力矩特低迎角（α＞３０°）具有阻尼特征，但在高迎角时（３     

多分支管道若干流动现象和特性的探讨

在稳定的多分支管道流动中，对于相同的主管道流量，各分支管道中可以有不同的稳定流动状况与之对应．分支管道中的稳定流动状态，不仅取决于主管道中的流量，而且取决于主管道和分支管道中的流量调整变化过程．实验表明：对于具有相同尺寸，相同几何形状的多个分支管道而言，分支管道距主管道入口端的位置顺序越靠前，则通过该分支管道的流量越小．虽然实验中的多分支管道流动是属于非常复杂的湍流，但实验表明主管道的流量与各分支管道的流量之间存在一简单的线性关系．实验还表明，主管道入口的壁面静压与备分支管道出口的壁面静压之间存在抛物线关系．